RUTMech, t. XXXII, z. 87 (3/15), lipiec-wrzesień 2015, s. 203-216
Radosław BIELAWSKI1 Witold RZĄDKOWSKI2 Sławomir AUGUSTYN3 Paweł PYRZANOWSKI4
NOWOCZESNE MATERIAŁY STOSOWANE W KONSTRUKCJACH LOTNICZYCH – WYBRANE PROBLEMY ORAZ KIERUNKI ROZWOJU
W artykule dokonano analizy materiałów stosowanych we współczesnych kon- strukcjach lotniczych, skupiając uwagę na strukturze płatowca samolotu. Przed- stawiono wybrane problemy dotyczące projektowania i eksploatacji struktur lotni- czych, z uwzględnieniem kompozytów oraz metali lekkich (aluminium, tytan i ich stopy). Omówiono problemy obróbki mechanicznej, takiej jak: szlifowanie, wykonywanie otworów itp. Przedstawiono problemy analizy metodą elementów skończonych (MES), na podstawie dwóch próbek wykonanych ze stopu aluminium oraz z włóknistego kompozytu szklanego. Zaprezentowano różnice w budowie oraz modelowaniu tych materiałów, wynikające z ich różnorakiej struktury (izo- tropia i anizotropia). Dokonano analizy mechaniki niszczenia metalu, porównując go z kompozytem. Przedstawiono tendencje oraz kierunki rozwoju lotniczych ma- teriałów konstrukcyjnych z uwzględnieniem materiałów metalowo-kompozyto- wych. Przedmiotem niniejszego artykułu są współczesne materiały konstrukcyjne wykorzystywane w strukturach lotniczych. Celem publikacji jest porównanie współczesnych materiałów konstrukcyjnych (kompozytów oraz metali) oraz przedstawienie wybranych problemów w ich projektowaniu, konstruowaniu oraz eksploatacji. Tezy, uzasadnione wynikami analizy symulacji oraz badań, zostały przedstawione w treści i podsumowaniu artykułu.
Słowa kluczowe: konstrukcje lotnicze, kompozyty, metale lekkie, metoda elemen- tów skończonych (MES)
1 Autor do korespondencji/corresponding author: Radosław Bielawski, Akademia Obrony Naro- dowej,ul. Chruściela103, 00-910 Warszawa, tel.:(22)6813243,e-mail:r.bielawski@aon.edu.pl.
2 Witold Rządkowski, Politechnika Warszawska, e-mail: wrzadkowski@meil.pw.edu.pl.
3 Sławomir Augustyn, Akademia Obrony Narodowej, e-mail: s.augustyn@aon.edu.pl.
4 Paweł Pyrzanowski, Politechnika Warszawska, e-mail: pyrzan@meil.pw.edu.pl.
1. Wstęp
Zmiany w lotnictwie następują bardzo szybko. Dynamicznej modyfikacji ulega nie tylko sposób konstruowania samolotów – zmieniają się również uży- wane materiały. Zauważalna jest tendencja do stosowania tych bardzo lekkich, które zarazem posiadają bardzo dobre właściwości mechaniczne. Tym samym dąży się do obniżania masy statków powietrznych przy zachowaniu ich gabary- tów. Pozwala to na zwiększenie transportowanego ładunku, zasięgu czy też zmniejszenie emisji dwutlenku węgla i innych substancji szkodliwych dla at- mosfery.
W pierwszych konstrukcjach lotniczych do budowy płatowców stosowano drewno i stal, a do poszycia płótno, skórę czy papier. Następnym krokiem w wykorzystaniu materiałów do budowy struktur nośnych było użycie blachy stalowej oraz aluminiowej. Najpierw kryto nią spodnią, a następnie wierzchnią powierzchnię skrzydeł. W drugiej połowie lat 40. XX w. nastąpiła dynamiczna zmiana myśli konstrukcyjnej. Stal stosowano w konstrukcji wytrzymałościowej skrzydeł oraz w ich poszyciach. Kompozyty oraz stopy tytanu zaczęto stosować w latach 50. i 60. ubiegłego wieku, natomiast radykalne zmiany w wykorzysta- niu tych materiałów dokonały się w latach 80. Zaczęto używać wysoko zaawan- sowanych hybrydowych kompozytów na bazie aluminium i tytanu. Obecnie jed- nym z najczęściej stosowanych materiałów są laminaty o włóknach szklanych lub węglowych, z których płatowce niektórych współczesnych samolotów są wykonane niemal w całości. Innym wszechstronnie używanym włóknem jest aramid. Stanowi on często dodatkowe poszycie w samolotach i śmigłowcach lotnictwa wojskowego. Jego wytrzymałość mechaniczna pozwala na ochronę załogi nawet przed skutkami trafienia głowicami pocisków przeciwpancernych i odłamkowo-burzących kalibru 23 mm. Obecnie zauważalny jest wzrost stoso- wania aluminium oraz jego stopów, które stanowią konkurencję dla materiałów kompozytowych. Kolejnym wykorzystywanym metalem jest tytan. Posiada bar- dzo korzystne właściwości mechaniczne oraz mechaniczno-termiczne. Jego wy- trzymałość na rozciąganie jest dwukrotnie większa niż stali przy tej samej masie.
Współczesne materiały, technologia wytwarzania oraz programy wsparcia pro- jektowania pozwalają budować statki powietrzne o takich właściwościach, o których jeszcze kilka lat temu trudno było myśleć, przy zachowaniu ich gaba- rytów, wytrzymałości oraz żywotności i ciągłej redukcji masy.
2. Metale i ich stopy w konstrukcjach lotniczych
Metale (stal, aluminium, tytan oraz ich stopy z innymi metalami) są pod- stawowym materiałem używanym w konstrukcjach lotniczych.Jeszcze w2000r.
udział masowy stali wynosił ok. 8,1% [6]. Obecnie w konstruowaniu elementów nośnych stal została wyparta przez takie metale, jak tytan oraz aluminium. Nadal
jest powszechnie używana w elementach konstrukcyjnych silników lotniczych, natomiast w produkcji elementów nośnych5 właściwie nie jest już spotykana.
Aluminium i jego stopy
Stopy aluminium należą do najważniejszych materiałów konstrukcyjnych stosowanych w przemyśle lotniczym. Główne składniki stopów aluminium w lotnictwie to: miedź, krzem, mangan, magnez i cynk. Dodatkami w ilościach małoprocentowych są: nikiel, żelazo, tytan, chrom, beryl i in. Ze stopów alumi- nium wykonuje się bardzo obciążone elementy konstrukcji lotniczych, takie jak dźwigary, użebrowania, poszycia, wsporniki konstrukcji płatów [15]. Ważnym elementem w projektowaniu skrzydeł samolotów są elementy łączące – nity (ni- tonakrętki), które także są wykonane z aluminium.
Z zastosowaniem aluminium oraz jego stopów wiążą się liczne problemy.
Jednym z nich jest łamanie się wiórów przy jego obróbce. Podczas toczenia gru- be wióry (często o dużej wytrzymałości) owijają się wokół materiału obrabiane- go lub narzędzia. Zjawisko to można ograniczyć, stosując odpowiednie kąty na- tarcia, łamacze wiórów oraz fazki z ujemnym kątem natarcia, które poprawiają efektywność procesu [8]. Innym rozwiązaniem jest modyfikacja składu przez dodanie różnych pierwiastków stopowych zwiększających poślizg w strefie two- rzenia się wióra.
Kolejnym problemem jest stosowanie w procesie obróbki mechanicznej drogich narzędzi oraz wierteł, których żywotność jest stosunkowo krótka. Koszt obróbki aluminium i jego stopów jest zatem wysoki. Istotna jest również kwestia łączenia aluminium i jego stopów za pomocą złączy spawanych. Główne pro- blemy, jakie występują podczas spawania stopów aluminium, wynikają z dużego powinowactwa aluminium do tlenu i powstawania trudnotopliwego tlenku, wy- sokiej przewodności cieplnej oraz dużej rozszerzalności. Proces ten utrudniają duże spadki wytrzymałości w temperaturach spawania oraz utrata pierwiastków stopowych, takich jak magnez, cynk czy lit [1]. Spawanie aluminium odbywa się przeważnie w otoczeniu gazu ochronnego (argon, hel z argonem i in.), co znacz- nie zwiększa koszty tego procesu.
Tytan i jego stopy
Tytan to pierwiastek metaliczny znany ze swojej wysokiej wytrzymałości mechanicznej w stosunku do ciężaru właściwego. Jest metalem bardzo lekkim (gęstość 4507 kg/m3). Charakteryzuje się wysoką temperaturą topnienia, wyno- szącą 1668°C. Handlowy tytan o czystości 99,2% jest lżejszy od stali o ok. 45%, a cięższy od aluminium o 60% [10]. Posiada bardzo dobre właściwości che- miczne. Jego najbardziej charakterystyczną cechą jest doskonała odporność na
5 Elementy nośne to elementy konstrukcyjne samolotu wytwarzające siłę nośną – skrzydła samo- lotu.
korozję, porównywalna do odporności platyny. Należy do grupy paramagnety- ków, wykazując niską przewodność cieplną oraz elektryczną. Dzięki swoim właściwościom z powodzeniem znalazł zastosowanie w lotnictwie oraz przemy- śle kosmicznym. Wykorzystywanie tytanu wprowadziło nowe jakościowo kon- strukcje lotnicze, czyli nowoczesne silniki i płatowce o znacznie zmniejszonej masie konstrukcji. Pozwoliło to zwiększyć osiągi budowanych samolotów.
W nowoczesnych konstrukcjach płatowca z tytanu wykonuje się: elementy siło- we, elementy łączące (nity, śruby, sworznie itp.) oraz konstrukcje nośne skrzy- deł. Udział wagowy tytanu w tworzeniu płatowców w latach 80. minionego stu- lecia ustabilizował się na poziomie 7-12% [6]. W najnowocześniejszych produk- tach firmy Boeing (787 Dreamliner) oraz Airbus (model A380) jego udział wy- nosi 15%.
Z tytanem i jego zastosowaniem łączą się liczne problemy. Sam proces wytwarzania tytanu jest obarczony wieloma niedogodnościami. Otrzymuje się go przez redukcję dwutlenku tytanu. Stosowana metoda Krolla jest jednak bardzo kosztowna. Duży problem stanowi proces topnienia tytanu, ze względu na wytwarzanie się wysokiej temperatury. Poza tym tytan w temperaturze topnienia wykazuje aktywność chemiczną [10]. Kolejnym aspektem jest obróbka mechaniczna tego materiału. Odzysk metalu ze złomu i wiórów jest procesem uciążliwym technologicznie. Często stosuje się techniki bezwiórowe, lecz są one ściśle związane z modyfikacją jego składu, a co za tym idzie – właściwości mechanicznych.
3. Materiały kompozytowe
Materiał kompozytowy (krócej kompozyt, laminat) jest to tworzywo złożo- ne z dwóch (lub większej liczby) komponentów o różnych właściwościach [5].
Głównymi składnikami kompozytu są: osnowa (zwana matrycą) oraz wzmoc- nienie (inaczej zbrojenie). Osnowa stanowi przeważnie 10-80% objętości całego kompozytu. Jest to jednolity materiał wypełniający przestrzeń między elemen- tami wzmacniającymi, jednocześnie stanowiący dla nich spoinę. Jej dodatkową rolą jest ochrona materiału wzmacniającego, przenoszenie na niego naprężeń zewnętrznych i nadawanie żądanego kształtu wytworzonej części. Wzmocnienie odpowiada za ukształtowanie pozostałych właściwości kompozytu.
Materiały kompozytowe są obecnie stosowane bardzo powszechnie. W po- równaniu z metalami mają wysoką sztywność oraz wytrzymałość mechaniczną przy stosunkowo małej masie. W przemyśle lotniczym najczęściej używaną gru- pą są kompozyty włókniste, których zbrojenie jest zbudowane z włókien. Są one elementem nośnym, natomiast matryca służy jako spoiwo łączące włókna i za- pewnia rozdział obciążenia zewnętrznego pomiędzy włókna. Chroni je także przed czynnikami zewnętrznymi [3]. Najbardziej rozpowszechnionymi rodzaja- mi wzmocnienia stosowanymi w kompozytach włóknistych są włókna: szklane G (Glass), węglowe C (Carbon) oraz aramidowe A (Aramid). Kompozyty włók-
niste są najbardziej efektywnymi spośród materiałów kompozytowych, po- nieważ wykazują najlepsze właściwości mechaniczne i wytrzymałościowe przy najmniejszym ciężarze właściwym. Ich jedyną wadą jest wyższa cena [2].
We współczesnych konstrukcjach lotniczych wykorzystuje się najczęściej kom- pozyty wzmacniane włóknami szklanymi GFRP6 oraz włóknami węglowymi CFRP7 [13].
Przykładem znaczącego zmniejszenia masy samolotu dzięki zastosowaniu materiałów kompozytowych jest samolot Airbus A380. Około 22% struktury podstawowej samolotu (w stosunku wagowym) wykonano z różnych kompozy- tów włóknistych z osnową z żywicy epoksydowej. Powodem była wysoka sztywność wzmacniających włókien węglowych, o wartości 935 GPa (70 GPa dla stopów aluminium) [11]. Airbus wykorzystuje w swoich produktach również kompozyty GFRP. Znalazły one zastosowanie w usterzeniu pionowym wielu współczesnych samolotów tej firmy. Nowo stosowanym kompozytem w kon- strukcjach współczesnego lotnictwa jest GLARE (Glass Fibre Reinforced Alu- minium Laminates). Stanowi on rozwiązanie hybrydowe złożone z 2-6 warstw aluminium o grubości od 0,2 do 0,5 mm. Pomiędzy skrajnymi warstwami alu- minium są usytuowane na przemian warstwy włókien i metalu. Powłoki ukie- runkowanych włókien szklanych o grubości 0,125-0,500 mm są spojone osnową z żywicy epoksydowej i połączone z aluminium. Materiał typu GLARE jest droższy od aluminium i innych kompozytów. Ma niską gęstość i jest odporniej- szy na korozję. Jego niewątpliwą zaletę stanowi odporność na pęknięcia, a do- datkowo warstwowa, metalowo-kompozytowa konstrukcja zapobiega propagacji w miejscu jego powstania.
Kolejnym przykładem zastosowania zaawansowanych materiałów kompo- zytowych w lotnictwie jest Boeing 787 Dreamliner. W samolocie tym udział masowy kompozytów wynosi ok. 50%, natomiast udział objętościowy – 80%.
W większości są to laminaty wzmacniane włóknem węglowym. Zostały zasto- sowane w skrzydłach, kadłubie oraz usterzeniu tego samolotu. Szacuje się, że dalsza przyszłość lotnictwa będzie związana z zastosowaniem tego typu kompo- zytu.
Kompozyty są materiałami trudnymi w obróbce mechanicznej. Problemy wiążą się z doborem odpowiednich narzędzi skrawających, zużywaniem się ostrzy narzędzi skrawających, możliwościami obróbki skomplikowanych po- wierzchni krzywoliniowych, jak również z obróbką w miejscach trudno dostęp- nych. Wiele problemów koncentruje się wokół efektu delaminacji8 zachodzące- go podczas oddziaływań narzędzia skrawającego na materiał przedmiotu obra- bianego. Następną niedogodność stanowi dobór odpowiednich urządzeń odpyla- jących, odprowadzających pyły szkodliwe zarówno dla zdrowia, jak i maszyny.
6 GFRP – Glass Fiber Reinforced Plastics.
7 CFRP – Carbon Fiber Reinforced Plastics.
8 Termin został wyjaśniony w dalszej części artykułu.
Wiele problemów wiąże się z przetwarzaniem warstwy skrawanej w wiór oraz zachowaniem wymagań dotyczących stanu geometrycznego powierzchni po obróbce. Typowymi sposobami obróbki skrawaniem kompozytów jest frezo- wanie, wiercenie i cięcie. Coraz powszechniejszymi technikami obróbki kompo- zytów są także cięcie wysokociśnieniową strugą wodno-ścierną9 [7] oraz obrób- ka laserowa.
4. Problemy w modelowaniu
Metoda elementów skończonych – MES jest obecnie najszerzej stosowaną metodą obliczeniową, mającą zastosowanie w niemal wszystkich typach zadań inżynierskich. Analiza konstrukcji metodą elementów skończonych polega na zamianie pełnej konstrukcji, dla której nie można analitycznie znaleźć rozkładu naprężeń, na bardzo dużą liczbę niewielkich, powiązanych ze sobą elementów, dla których istnieją proste rozwiązania analityczne. Z uwagi na bardzo dużą liczbę powstałych równań rozwiązuje się je najczęściej numerycznie.
Model obliczeniowy powstaje przez podział badanej konstrukcji na elemen- ty skończone (dyskretyzacja). Na tym etapie określa się gęstość siatki w wybra- nych fragmentach modelu, liczbę węzłów w elemencie (elementy z większą liczbą węzłów mogą być opisane funkcjami wyższego rzędu), rodzaj materiału i jego właściwości oraz warunki brzegowe. Konstrukcje są na ogół obiektami trójwymiarowymi, lecz z uwagi na wykorzystanie różnego rodzaju symetrii, pła- skich stanów odkształceń i naprężeń, wiele modeli można rozważać jako obiekty dwuwymiarowe (powłokowe) lub jednowymiarowe (prętowe). Takie wyideali- zowanie badanej konstrukcji pozwala na duże ograniczenie liczby elementów skończonych oraz węzłów. Zmniejsza to liczbę stopni swobody koniecznych do uzyskania zakładanej dokładności obliczeń. Obliczenia, po zdefiniowaniu rodza- ju badanego zagadnienia (statyka, przepływy, drgania własne itd.) i określeniu głównych parametrów analizy (stopień szczegółowości wyników, kryterium zbieżności, metoda rozwiązywania), odbywają się bez czynnego udziału użyt- kownika. Wybrane wyniki można prezentować w postaci map warstwicowych, wykresów, animacji oraz przez zapisanie interesujących użytkownika wartości dla wybranych węzłów. Należy pamiętać, że MES jest metodą przybliżoną, a uzyskane wyniki mogą być obarczone błędem, zależnym od wielu czynników.
Każdy uzyskany z MES wynik powinien być wstępnie sprawdzony przez obli- czenia analityczne uproszczonych modeli oraz zweryfikowany pod kątem fi- zycznej poprawności i zgodności z narzuconymi warunkami brzegowymi [16].
Model pokazany w części obliczeniowej został wykonany z elementów po- włokowych. W programie ANSYS 15.0 ustalono następujące parametry: gru- bość powłoki, liczbę warstw oraz orientację w przestrzeni.
9 AWJM – Abrasive Water-Jet Machining.
Rys. 1. Wymiary próbki Fig. 1. Dimensions of the sample
Do badań przyjęto próbki o wymiarach 100x100 mm, o powierzchni bada- nych przemieszczeń 3600 mm2 (60x60 mm). W okolicy środka badanej po- wierzchni wykonano otwór. Zasymulowano siłę o wartości 100 N działającą w kierunku pionowym (–Y), przyłożoną w środku otworu (rys. 1.), przez dodat- kowy element nieodkształcalny o średnicy równej średnicy otworu. Symuluje to obciążenie przykładowo przez nit włożony bez spęczania otworu. W analizie przebadano dwa modele o identycznym kształcie, różniące się modelem materia- łowym. Pierwszy model wykonano z jednokierunkowego, 4-warstwowego kom- pozytu zbrojonego włóknem szklanym o włóknach równoległych do kierunku działania siły, drugi natomiast ze stopu aluminium. Przyjęto dane materiałowe jak w tab. 1. Obie próbki mają jednakową grubość 1 mm, a uzyskane wyniki przemieszczeń w kierunku działania siły pokazano na rys. 2-4.
Tabela 1. Dane materiałowe przyjęte do obliczeń Table 1. The material data used in the calculations
Parametr CFRP Duraluminium
Moduł Younga, GPa 33,4
EY = EZ = 3 70
Liczba Poissona 0,3 0,34
Moduł Kirchhoffa, GPa 4,3 26
Gęstość, kg/m3 1900 2800
a) b)
Rys. 2. Mapy przemieszczeń w kierunku działania siły wymuszającej –Y dla próbek o równej grubości 1 mm: a) z CFRP, b) z duraluminium
Fig. 2. Displacement maps in the force Y direction –Y for specimens with the same thickness of 1 mm: a) CFRP, b) duraluminium
a) b)
Rys. 3. Mapy przemieszczeń w kierunku działania siły wymuszającej –Y, dla próbek o równej masie: a) z CFRP, b) z duraluminium
Fig. 3. Displacement maps in the force Y direction –Y, for specimens with the same mass: a) CFRP, b) duraluminium
Różnica w wartościach przemieszczeń wynika z ponaddwukrotnie niższego w kompozycie modułu Younga w kierunku wzdłuż włókien –Y, a w szczególno- ści o rząd wielkości niższego modułu Younga w kierunku poprzecznym do osi włókien –X. Materiał izotropowy ma identyczną sztywność w każdym kierunku, natomiast użyty kompozyt w kierunku Y posiada sztywność taką jak materiał zbrojenia. Różnica ta może zostać zniwelowana, pod warunkiem przyjęcia kryte- rium równych mas, zamiast zastosowania takich samych grubości. Wtedy prób-
ka o grubości 0,66 mm wykonana z duraluminium ulega maksymalnemu prze- mieszczeniu, większemu o 44%. Odkształcenia w kompozycie mogą być niższe, jeśli zastosuje się inny układ warstw, np. gdzie obie zewnętrzne powłoki (war- stwy) mają kierunek wzdłuż osi X, a środkowe – jak w poprzednich przypad- kach – wzdłuż osi Y.
a) b)
Rys. 4. Mapy przemieszczeń w kierunku działania siły wymuszającej –Y, dla próbek o równej masie z CFRP o zmienionym układzie włókien (a) oraz dla wykonanej z dura- luminium (b)
Fig. 4. Displacement maps in the force Y direction –Y, for specimens with the same mass for the sample made of CFRP with changed fiber orientation (a) and for the sample made of duraluminium (b)
Rezultatem uzyskanych wyników jest wniosek, że istnieją nie tylko trudno- ści ze zidentyfikowaniem właściwości materiałów kompozytowych, ale również z ich odpowiednim rozmieszczeniem. W takich zadaniach stosuje się metody optymalizacyjne zawarte w programach MES. Układ warstw dobiera się tak, aby był jak najbardziej adekwatny do sposobu obciążenia konstrukcji.
5. Problemy eksploatacyjne
Materiały konstrukcyjne zastosowane w strukturach samolotu są podczas eksploatacji narażone na niesprawności10 i uszkodzenia11. Ich występowanie jest uzależnione od użytych materiałów. Zachodzą one przez różnego rodzaju zjawi- ska fizyczne i chemiczne, m.in. destrukcyjne czynniki mechaniczno-chemiczne,
10 Niesprawność to takie zdarzenie niepożądane, które pojawia się w systemie technicznym (statek powietrzny), antropotechnicznym (człowiek – statek powietrzny) lub socjotechnicznym (czło- wiek – statek powietrzny – otoczenie), uniemożliwiając fizyczne lub umowne spełnienie prze- widzianych funkcji.
11 Uszkodzenie to utrata fizycznych właściwości i(lub) właściwości elementu konstrukcyjnego lub przejście struktury technicznej ze stanu zdatności do stanu niezdatności [9].
które wywołują różne siły statyczne i dynamiczne działające na konstrukcję, a tym samym na materiał. Są to najczęściej: udary, hałas, wibracje, czyli drga- nia. Innymi postaciami uszkodzeń są korozja oraz kawitacja. W zależności od zastosowanego materiału przyjmuje on różne formy oraz różny stopień uszko- dzenia.
Metalowe części konstrukcji samolotów są narażone na korozję. Jest to zjawisko niszczenia materiału pod wpływem chemicznego lub elektrochemicz- nego oddziaływania środowiska. W konstrukcjach lotniczych wyróżnia się trzy rodzaje korozji: wżerową, międzykrystaliczną i naprężeniową. Korozja wżerowa niszczy powierzchnię i objętość elementu, natomiast międzykrystaliczna roz- przestrzenia się wzdłuż granic ziaren metali i nie jest widoczna. Ujawnia się do- piero poprzez pogorszenie właściwości mechanicznych materiału [9]. W kon- strukcjach lotniczych ten typ korozji jest bardzo niebezpieczny. Zachodzi wyjąt- kowo szybko, głęboko niszcząc materiał. Jest trudny do wykrycia podczas co- dziennej obsługi wzrokowej. Korozja naprężeniowa pojawia się wówczas, gdy zachodzi oddziaływanie środowiska korozyjnego oraz naprężeń rozciągających.
Dla konstrukcji lotniczych jest ona niebezpieczna. Rozwija się dosyć szybko, tworząc mikroszczeliny. Często uszkodzenie elementu następuje bez przyłożenia obciążenia, jedynie pod wpływem naprężeń własnych. Korozja elementów kon- strukcji przyczynia się do obniżenia jej żywotności. To niekorzystne zjawisko dotyczy głównie konstrukcji metalowych. Obecnie są prowadzone prace nad stopami aluminium oraz tytanu, które przeciwdziałają temu zjawisku. Całkowite wyeliminowanie korozji z metalowych konstrukcji lotniczych najprawdopodob- niej nie jest jednak możliwe. Kompozyty pod wpływem obciążeń przybierają inne formy uszkodzeń niż metale. Są one narażone na wszelkie uszkodzenia strukturalne, takie jak pęknięcie żywicy oraz włókien, rozwarstwienia czy nie- ciągłości struktury. Najczęściej spotykanymi uszkodzeniami materiałów kompo- zytowych są: rozwarstwienie (delaminacja), utrata sztywności, rozklejenie, pęk- nięcia (rys. 5.) i in.
Rys. 5. Uszkodzenie struktury kompozytu włóknistego w okolicy otworu Fig. 5. Damage of the fiberglass composite structure in the hole area
Zjawisko delaminacji jest jednym z najpoważniejszych i najczęściej wystę- pujących defektów podczas eksploatacji oraz obróbki mechanicznej [11]. Wy- stępuje zazwyczaj w kompozytach zbudowanych z wielu warstw, w następ- stwach uderzeń i krótkich, gwałtownych przegrzań. Polega na utracie spójności poszczególnych warstw, powodując obniżenie sztywności oraz wytrzymałości materiału.
Kolejnym uszkodzeniem charakterystycznym dla materiałów kompozyto- wych jest utrata ich sztywności12 (rys. 6.), która zależy od właściwości materia- łów i konfiguracji struktury (sposobu przyłożenia sił i momentów). W praktyce sztywność struktury określa się za pomocą współczynników sztywności, będą- cych stosunkiem wartości przemieszczenia do wartości siły to przemieszczenie wywołującej [12]. Często towarzyszy jej lokalne rozwarstwienie poszycia, naj- częściej spowodowane uderzeniem przez ciało obce (typowe uszkodzenie osłony radaru statku powietrznego przez ptaki). Innym uszkodzeniem kompozytu jest rozklejenie, które jest brakiem lokalnej spójności łączonych elementów kompo- zytowych. W konstrukcjach lotniczych powstaje ono często w miejscach groma- dzenia się wody.
Rys. 6. Wykres zależności siły niszczącej od przemieszcze- nia w kompozycie włóknistym GFRP podczas próby roz- ciągania statycznego
Fig. 6. Diagram of destructive force as a function of dis- placement in GFRP fiber composite during static tensile test
12 Sztywnością jest nazywana zdolność do przeciwstawienia się deformacjom.
Konsekwencje uszkodzeń charakterystycznych zarówno dla metali, jak i kompozytów są bardzo ważne dla konstrukcji lotniczych. Mają one decydujący wpływ na bezpieczeństwo eksploatacji i żywotność samolotu. W chwili obecnej trwają intensywne prace nad modyfikacją składów chemicznych w celu zapo- biegania zjawisku korozji. Materiały stosowane w lotnictwie, takie jak tytan, aluminium oraz ich stopy charakteryzują się małą podatnością korozyjną, jednak to zjawisko nadal im towarzyszy. Kompozyty są natomiast tworzywami ulegają- cymi delaminacji oraz pęknięciom, czasem bardzo silnie propagującym w głąb struktury. Ich wysoka sztywność powoduje tzw. kruche pęknięcia, którym towa- rzyszy lawinowy wzrost szczeliny prowadzący do zniszczenia elementu [4].
Obecnie dużą wagę przywiązuje się do wykonywania testów za pomocą metody elementów skończonych oraz odpowiedniego oprogramowania13 już na etapie projektowania. Pozwalają one na oszacowanie newralgicznych miejsc podatnych na obciążenia oraz występowanie lokalnych bądź globalnych uszkodzeń kon- strukcji. Dają możliwość jej wzmocnienia bez nadmiernego wzrostu masy oraz bez zwiększenia użycia materiału.
6. Podsumowanie
Dobór materiału ma zasadniczy wpływ na jakość i niezawodność konstruk- cji lotniczych, będące podstawowymi czynnikami umożliwiającymi postęp oraz wskazującymi dalsze kierunki rozwoju. Konstrukcje lotnicze mają szczególne wymagania. Poszukuje się materiałów lekkich, a zarazem wytrzymałych mecha- nicznie i odpornych na korozję. Ważnym aspektem we współczesnym projekto- waniu konstrukcji lotniczych jest metoda MES oraz korzystające z niej opro- gramowanie. Programy pozwalają małym kosztem określić słabe miejsca kon- strukcji, obliczyć żywotność oraz zdatność do użytku sprzętu lotniczego.
Jednym z kierunków rozwoju materiałów stosowanych w konstrukcjach lotniczych będą niewątpliwie materiały hybrydowe, kompozytowo-metalowe.
Okazuje się, że mimo wysokich kosztów ich wytwarzania można uzyskać bar- dzo korzystne właściwości mechaniczne, a czasem zapobiegać niepożądanym, typowym dla nich efektom. Przykładem jest materiał typu GLARE, który dzięki strukturze aluminiowo-kompozytowej przeciwdziała delaminacji i silne propa- gującym pęknięciom. W przemyśle lotniczym należy się spodziewać ciągłego współzawodnictwa pomiędzy materiałami metalowymi i kompozytowymi, wy- znaczającego tym samym nowy kierunek projektowania materiałów dla lotnic- twa. Celem tego przedsięwzięcia jest uzyskanie niższego o 20-30% ciężaru oraz niższych o 20-40% kosztów wytwarzania. Cały czas są prowadzone intensywne badania, mające na celu opracowanie nowych materiałów i technologii do zasto- sowań w lotnictwie, umożliwiających doskonalenie konstrukcji samolotów.
13 Przykładami są programy: ANSYS, NASTRAN, ABAQUS oraz inne.
Literatura
[1] Dudzik K.: Podatność na korozję naprężeniową złączy spawanych łukowo stopu AW 5059 alustar, Zeszyty Naukowe Akademii Morskiej w Gdyni, 64 (2010), 27-35.
[2] German J.: Interlaminar damage in fiber-reinforced polymeric matrix laminates, Cut, Kraków 2004.
[3] German J.: Podstawy mechaniki kompozytów włóknistych, Politechnika Krakow- ska, Kraków 1996.
[4] German J., Biel-Gołaska M.: Podstawy i zastosowanie mechaniki pękania w za- gadnieniach inżynierskich, Instytut Odlewnictwa, Kraków 2004.
[5] Gibson R.F.: Principles of composite material mechanics, 3rd ed. Boca Raton: CRC Press: Taylor & Francis Group, 2012.
[6] Gruszczyński E., Błażejewicz T., Stukonis M.: Materiały lotnicze, [w:] Problemy badań i eksploatacji techniki lotniczej, red. J. Lewitowicz, J. Borgoń, W. Ząbko- wicz, ITWL, Warszawa 1993.
[7] Jóźwik J., Tofil A., Banaszek M., Kuric I.: Wybrane aspekty obróbki skrawaniem polimerowych kompozytów włóknistych i ocena chropowatości powierzchni, Po- stępy Nauki Techniki, 15 (2012), 205-220.
[8] Kuczmaszewski J.: Efektywność wytwarzania elementów lotniczych ze stopów aluminium i magnezu, Komputerowo zintegrowane zarządzanie, t. 2, red. R. Kno- sala, Lublin 2011, s. 7-18.
[9] Lewitowicz J.: Podstawy eksploatacji statków powietrznych. Badania eksploata- cyjne statków powietrznych, ITWL, Warszawa 2007.
[10] Mierzwa M.: Wszechstronne zastosowanie tytanu z uwzględnieniem aspektów me- dycznych, Manag. Systems Production Eng., 4 (12), 2013.
[11] Oczoś K.: Kompozyty włókniste – właściwości, zastosowanie, obróbka ubytkowa, Mechanik, 7 (2008), 579-592.
[12] Wiśniowski W.: Sztywność i utrata sztywności konstrukcji lotniczych, Prace Insty- tutu Lotnictwa, 214 (2011), 15-23.
[13] Zagrajek T., Krzesiński G., Marek P.: Metoda elementów skończonych w mechani- ce konstrukcji: Ćwiczenia z zastosowaniem systemu ANSYS, Oficyna Wydawni- cza Politechniki Warszawskiej, Warszawa 2006.
[14] www.a350xwb.com (dostęp: 7 lipca 2014 r.).
[15] www.compositesworld.com (dostęp: 7 lipca 2014 r.).
[16] www.jsf.mil (dostęp: 7 lipca 2014 r.).
MODERN MATERIALS USED IN AIRCRAFT CONSTRUCTIONS SELECTED PROBLEMS AND DIRECTIONS FOR DEVELOPMENT
S u m m a r y
The article presents the analysis of materials used in modern air structures, with the focus on the structure of the aircrafts airframe. There were presented selected problems concerning the de- sign and operation of aeronautical structures with composites and light metals (aluminum, titanium
and their alloys). The article is focused on mechanical treatment, such as grinding, making holes and others. The paper describes the problems of analysis of Finite Element Method (FEM), on the basis of two samples made of aluminium alloy and fiberglass composite and the differences be- tween the constructions of these materials and modeling of these material resulting from their dif- ferent structure (isotropy and anisotropy). The article also includes an analysis of the mechanics of destruction of metal comparing it to composite material. There were presented the trends and the ways of developments of the structural material, including air materials metal-composite. The object of this article is to show modern construction materials used in aerospace structures. The purpose of the publication is to compare the modern construction materials (composites and met- als) and to present selected problems in their design and operation of construction. The results of simulation analysis and researches were presented in the content and summary of the article.
Keywords: aircraft structures, composites, light metals, Finite Element Method (FEM)
DOI: 10.7862/rm.2015.20 Otrzymano/received: 21.11.2014 r.
Zaakceptowano/accepted: 12.03.2015 r.
